双发通用飞机复合材料结构设计与验证

　　摘要:介绍了某种双发通用飞机复合材料结构设计方案与工艺实施路径，同时对飞机载荷计算、复合材料结构仿真分析与地面试验验证方法流程进行了论述，研究结论表明采用真空袋压法常温固化成型工艺的碳纤维泡沫夹芯复合材料可应用于小型通用飞机主承力结构设计，该设计思路可用于CCAR23部小型通用飞机复合材料结构设计与符合性验证的参照。

　　关键词:复合材料,结构设计,仿真分析,试验验证

　　0引言

　　随着复合材料及制造工艺技术的快速进步，先进复合材料(ACM)在飞机结构设计中的应用比例也逐年提高。从20世纪70年代开始，复合材料在军用飞机上的应用比例从2%(麦道F15战斗机)提高到40%(格鲁曼B2隐身轰炸机)，复合材料在商用飞机上的应用比例从5%(空客A310)提高到52%(空客A350)[1-2]。

　　在通用航空领域，大部分正常类、实用类、特技类固定翼飞机均为九座或以下[3]，相对于军用、商用飞机而言，通用飞机最大飞行速度、起飞重量与翼载均较小，因此降低了飞机复合材料在通用飞机上的应用难度。复合材料在通用飞机结构设计中的应用比例也逐步提高，有些飞机几乎为全复合材料机体结构[4-5]。

　　如美国里尔飞机公司在1977年就启动了九座全复合材料涡桨飞机研制[6]，2002年美国亚当飞机公司实现A500双发六座全复合材料飞机首飞，2005年我国山东滨奥转包生产的单发四座飞机钻石DA40复合材料使用率达到97%[7]。截止2018年底，国内研制的通用飞机也广泛采用复合材料机体结构设计，如辽宁通航研究院双座电动飞机锐翔RX1E、珠海中航通飞领航150、湖南山河科技SA60L等。

　　其中，国产机型蒙皮均采用泡沫或蜂窝夹芯结构，夹芯结构上下面板采用碳纤维或玻璃纤维织物，部分区域采用单向带进行加强，机翼肋与机身框采用层压板结构。如RX1E飞机机翼蒙皮大面积采用碳纤维或玻璃纤维织物与PVC泡沫夹层结构[8-9]，领航150飞机机身蒙皮采用碳纤维织物与NOMAX蜂窝芯夹层结构[10]。

　　以上所述为国产单发飞机复合材料机体结构研制情况，目前国内尚无双发全复合材料通用飞机研制取证(TC证)先例。本文针对双发通用飞机的设计特点，介绍某种全复合材料双发通用飞机的结构设计与验证思路，可作为我国新一代双发通用飞机设计与适航取证的借鉴。

　　1结构设计

　　双发通用飞机自问世以来，就因其较高的安全可靠性，而受到飞行学院和私人飞行爱好者的欢迎。如早期(1954年)机型塞斯纳Cessna310，中期(1978年)机型派铂PA-44，以及近期(2016年)机型泰克南P2012T等，但这些机型的机体结构均采用全金属铝合金材料。为了防止薄蒙皮屈曲，机身外壳广泛采用加筋壁板设计，沿机身纵向布置框与长桁;蒙皮大多采用分块拼接，厚度在1.0～3.0mm之间。

　　采用绿色底漆与亮黄色底漆进行区分。金属飞机机翼结构设计时一般沿展向布置单梁(或双梁)与数量众多的翼肋，且飞机翼梁结构为了保持较好的损伤容限特性，某些机型会采用破损安全理念进行设计，将缘条与腹板分开进行组合。采用传统铝合金材料进行小型通用飞机结构设计优点在于技术成熟、质量可靠。

　　但相对于树脂基碳纤维复合材料而言，铝合金结构耐久性相对较差，比强度与比刚度也不如碳纤维复合材料[11];且铝合金材料难以实现整体成型，各零件之间需采用大量紧固件进行连接装配，增加了零部件现场管理难度，特别对于外形复杂的壁板结构需分块进行拼接。考虑到碳纤维复合材料的诸多优点，目前新研制的小型通用飞机均优先选用树脂基碳纤维复合材料进行结构设计。

　　其结构布局为下单翼、T平尾，发动机位于中央翼两侧。某型全复合材料双发飞机机体结构由左(右)外翼、中央翼、机身、水平尾翼等五大部件组成，其中机翼与尾翼均为双梁式结构，仅采用少量翼肋对蒙皮进行支撑加强，机翼和水平尾翼蒙皮采用泡沫夹芯结构[12]，提高壁板稳定性，防止局部屈曲，且具有较好的抗冲击性能[13-14]。该飞机两台发动机安装于中央翼两侧防火墙前端，发动机短舱与中央翼进行一体化设计，机身与垂尾为融合式一体化设计。

　　2材料工艺

　　由于夹层结构具有较大的弯曲刚度/重量比及弯曲强度/重量比[15]，而且小型通用飞机最大起飞重量较小，翼载较低，使得用于大型商用飞机次承力结构(如操纵面)[16]的泡沫/蜂窝夹层结构被广泛用于小型通用飞机主要承力结构(如蒙皮、梁/框腹板)设计。由于泡沫比蜂窝结构更易于加工，吸湿率更低，且泡沫夹层薄面板抗冲击性能较好，价格便宜[17]等特点，故对于小型飞机蒙皮大量采用泡沫夹层结构设计。

　　3仿真分析

　　根据中国民航局CCAR23部23.307条结构符合性的证明要求，必须表明每一临界受载情况下均符合第23.305条强度和变形的要求。对于双发通用飞机，其载荷工况取23.333条规定的飞行包线边界角点组合不同重量、重心与不同飞行高度情况进行载荷分析计算。如机翼需计算23.331与23.347条规定的对称与非对称工况，水平尾翼需计算23.421、23.423、23.425与23.427条规定的平衡、机动、突风与非对称工况，垂直尾翼需计算23.441、23.443条规定的机动、突风工况[2]等。

　　4试验验证

　　咨询通告AC20-107B中提出应采用“积木式”方法[20]对复合材料飞机结构进行验证，通过分析和一系列使用各种复杂程度试验件进行的试验，逐级、可靠地确定复合材料结构强度，且在强度评估中必须反映重复加载和可能导致材料属性退化的环境暴露影响。对于本文论述的双发飞机复合材料结构强度可从试样、细节件、部件、全机等四个层级进行验证。

　　5结语

　　通过对全复合材料双发通用飞机结构设计研究，证明采用真空袋压法常温固化成型进行小型飞机结构设计制造的可行性。该研究也是对碳纤维泡沫夹芯复合材料应用于小型通用飞机主承力结构设计的一次有益探索，提升了我国复合材料在通用航空领域的应用水平。

　　参考文献

　　[1]刘善国.国外飞机先进复合材料技术[J].航空制造技术，2014(19):26-31.

　　[2]ANDERSSONF，HAGQVISTA，SundinE，etal.DesignforManufacturingofCompositeStructuresforCommercialAircraft-TheDevelopmentofaDFMStrategyatSAABAerostructures[J].ProcediaCIRP，2014(17):362-367.

　　[3]中国民用航空局.CCAR-23R3正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定[S]，2005:25，32-33，56-58.

　　复合材料论文范文：复合材料弹性体应急灯浮标结构设计和应用前景

　　这篇复合材料论文发表了复合材料弹性体应急灯浮标结构设计和应用前景，目前中国沿海使用的灯浮标主要以直径2.4米的钢制灯浮标为主，这种灯浮标投放时，往往需要专业的航标作业船。论文主要介绍了一种复合材料弹性体应急浮标的研发过程，可用于上述两种情况的航标投放，并分析其应用前景。

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